Раздел 5.2 Пример 1- ЛА с крылом обратной стреловидности в продольном полете

Содержание

Слайд 2

Слайд 3

Этапы расчета Импорт структурной модели из базы данных. Создание групп узлов

Этапы расчета

Импорт структурной модели из базы данных.
Создание групп узлов структурной модели

для сплайнов.
Создание геометрии для аэродинамических поверхностей.
Задание граничных условий - условий симметрии модели.
Создание условий нагружения для граничных условий.
Создание аэродинамических поверхностей для крыла и оперения.
Задание оперения в качестве органа управления.
Связь структурных моделей крыла и оперения посредством сплайнов с аэродинамическими моделями.
Задание условий балансировки и запуск расчета.
Исследование полученных производных устойчивости.
Исследование полученной аэродинамической нагрузки и результирующей силы.
Слайд 4

Описание задачи Представлена модель ЛА с крылом обратной стреловидности и оперением,

Описание задачи

Представлена модель ЛА с крылом обратной стреловидности и оперением, имеющая

продольную симетрию. Похожая модель ЛА ha144a описана в NASTRAN Aeroelastic Handbook, Раздел 7. Основное отличие этой модели от ha144a заключается в том что крыло и оперение представленны в виде оболочек, что является более коректным, чем в виде балок.
4 расчетных случая для расчета упругой балансировки в плоскости тангажа приведены ниже:
Перегрузка 1G при полете на малой скорости и большой высоте
Перегрузка 1G при сверхзвуковом полете на малой высоте
Перегрузка 1G при сверхзвуковом полете на большой высоте
Перегрузка 4G при резком вертикальном маневре
Слайд 5

Создание новой базы данных

Создание новой базы данных

Слайд 6

Настройки расчета

Настройки расчета

Слайд 7

Импорт структурной модели

Импорт структурной модели

Слайд 8

Структурная модель

Структурная модель

Слайд 9

Здесь показана структурная модель, состоящая из консоли оперения (далее оперение), консоли

Здесь показана структурная модель, состоящая из консоли оперения (далее оперение), консоли

крыла (далее крыло) и фюзеляжа.
Оперение и крыло состоят из оболочечных элементов, а фюзеляж состоит из балочных элементов.
Точечные массы расположены на консоли крыла и фюзеляже.
Оперение имеет массу, выраженную через свойства оболочечных элементов.

Структурная модель: пояснения

Слайд 10

Для упрощения дальнейшей работы, создадим группу, необходимую для создания Splin-ов Выберите

Для упрощения дальнейшей работы, создадим группу, необходимую для создания Splin-ов

Выберите в

выпадающем меню “Action” - Create.
Введите имя новой группы wing_spline_nodes.
Установите курсор на строке “Entity Selection” и выберите узлы, как показано на рисунке.
Примечание: Нажмите клавишу Shift для непрерывного выбора узлов

Группы для создания сплайнов

Слайд 11

Аэродинамическая сетка: вершины

Аэродинамическая сетка: вершины

Слайд 12

Аэродинамическая сетка: кривые

Аэродинамическая сетка: кривые

Слайд 13

Аэродинамическая сетка: плоскости

Аэродинамическая сетка: плоскости

Слайд 14

Условия симметрии

Условия симметрии

Слайд 15

Ограничение на продольное перемещение

Ограничение на продольное перемещение

Слайд 16

Отображение связей

Отображение связей

Слайд 17

Расчетный случай

Расчетный случай

Слайд 18

GRID 363 26.7783 1.25 0. GRID* 364 27.5 -5.57318-6 * 0.

GRID 363 26.7783 1.25 0.
GRID* 364 27.5 -5.57318-6
* 0.
$ Loads for

Load Case : Constraints
SPCADD 2 4 6
$ Displacement Constraints of Load Set : fix_246
SPC1 4 246 90 97 98 99 100
$ Displacement Constraints of Load Set : fix_1
SPC1 6 1 90
$ Loads for Load Case : constraints
$
$ Aeroelastic Model Parameters
PARAM AUNITS 0.031081
$

Ниже приведена карта связей для NASTRAN, которая была создана в PATRAN.

Часть входного файла для NASTRAN

Объекты Bulk Data : связи

Слайд 19

Ниже приведена карта связей для NASTRAN, которая была создана в PATRAN. Объекты Bulk Data : связи

Ниже приведена карта связей для NASTRAN, которая была создана в PATRAN.

Объекты

Bulk Data : связи
Слайд 20

То что получилось

То что получилось

Слайд 21

Новый тип расчета: аэроупругость

Новый тип расчета: аэроупругость

Слайд 22

Все дальнейшие действия будут производится из основного меню Выберите меню “Flight

Все дальнейшие действия будут производится из основного меню

Выберите меню “Flight Loads”.


Теперь появилось меню Flight Loads and Dynamic.
В разделе “Aero Modeling” выберите “Flat Plate Aero Modeling..”.

В MSC/FLDS 5 из 12 кнопок активны и доступны из меню Flight Loads.

Последовательность использования иконо в FLDS

Слайд 23

Несущие поверхности: Крыло

Несущие поверхности: Крыло

Слайд 24

Готовая несущая поверхность крыла

Готовая несущая поверхность крыла

Слайд 25

Несущая поверхность: оперение Создание аэродинамической сетки на оперении.

Несущая поверхность: оперение

Создание аэродинамической сетки на оперении.

Слайд 26

Готовые несущие поверхности

Готовые несущие поверхности

Слайд 27

Часть входного файла для NASTRAN Ниже представлена карта NASTRAN которая была

Часть входного файла для NASTRAN

Ниже представлена карта NASTRAN которая была создана

в предыдущих этапах в PATRAN.

Объект Bulk Data: CAERO1

Слайд 28

Объекты Bulk Data: PAERO1 Часть входного файла для NASTRAN

Объекты Bulk Data: PAERO1

Часть входного файла для NASTRAN

Слайд 29

Линейные регуляторы

Линейные регуляторы

Слайд 30

ct_can Markers Управляющая поверхность: оперение Создание управляющей поверхности Введите в “Control

ct_can Markers

Управляющая поверхность: оперение

Создание управляющей поверхности

Введите в “Control Surface Name” -

“ct_can.”
Щелкните на “Lifting Surfaces” - высветится “ls_canard” под Select Components.
Выберите “Hinge Line” - Coord 1, “Reference Chord Length” - 5, и “Reference Area” - 37.5
Нажать “Optional Limits…”.
Выбрать в Position ± 1.047.
Нажать Ok, Apply и Cancel.
Маркеры ct_can теперь появились на оперении.
Слайд 31

Объекты Bulk Data: AESURF Часть входного файла для NASTRAN Ниже представлена

Объекты Bulk Data: AESURF

Часть входного файла для NASTRAN

Ниже представлена карта NASTRAN

которая была создана в PATRAN.
Слайд 32

AELIST 2 1000 1001 1002 1003 1004 1005 1006 1007 1008

AELIST 2 1000 1001 1002 1003 1004 1005 1006
1007 1008

1009 1010 1011
SET1 11 200 201 202 203 204 205 206
207 208 209 210 211 212 213 214
215 216 217 218 219 220 221 222
223 224 225 226 227 228 229 230
231 232 233 234
SPLINE4 11 1000 2 11 0. IPS BOTH
$
$ Control Device: ct_can
AELIST 3 1000 1001 1002 1003 1004 1005 1006
1007 1008 1009 1010 1011
AESURF 1 ct_can 1 3 0 1.
5. 37.5 -1.047 1.047
$
$ FEM Rigid Body DOFs
SUPORT1 1 90 35

Объекты Bulk Data : AELIST

Часть входного файла для NASTRAN

Слайд 33

Объединение аэродинамической и струкрной моделей

Объединение аэродинамической и струкрной моделей

Слайд 34

Сплайны крыла

Сплайны крыла

Слайд 35

Сплайны оперения

Сплайны оперения

Слайд 36

Сплайны между структурной и аэродинамической сеткой теперь установлены. У вас должно

Сплайны между структурной и аэродинамической сеткой теперь установлены.
У вас должно

быть такое же изображение как и на картинке справа.
Эта часть упражнения завершена.

Готовые сплайны

Слайд 37

$ Flat Aero Surface: ls_wing PAERO1 1100 CAERO1 1100 1100 0

$ Flat Aero Surface: ls_wing
PAERO1 1100
CAERO1 1100 1100 0 8 4

1
25. 0. 0. 10. 13.453 20. 0. 9.999999
$
$ Surface Spline: sp_wing
AELIST 1 1100 1101 1102 1103 1104 1105 1106
1107 1108 1109 1110 1111 1112 1113 1114
1115 1116 1117 1118 1119 1120 1121 1122
1123 1124 1125 1126 1127 1128 1129 1130
1131
SET1 10 100 111 112 121 122 302 304
306 310 312 326 328 330 332 334
336 354 356 358 362 364
SPLINE4 10 1100 1 10 0. FPS BOTH
10 10
$
$ Surface Spline: sp_canard
AELIST 2 1000 1001 1002 1003 1004 1005 1006
1007 1008 1009 1010 1011
SET1 11 200 201 202 203 204 205 206
207 208 209 210 211 212 213 214
215 216 217 218 219 220 221 222
223 224 225 226 227 228 229 230
231 232 233 234
SPLINE4 11 1000 2 11 0. IPS BOTH
$

Объекты Bulk Data: SPLINE4

Часть входного файла для NASTRAN

Ниже представлена карта NASTRAN которая была создана в PATRAN.

Слайд 38

Объекты Bulk Data : SET1 Часть входного файла для NASTRAN

Объекты Bulk Data : SET1

Часть входного файла для NASTRAN

Слайд 39

Аэроупругая модель

Аэроупругая модель

Слайд 40

Выбор сплайнов и конструктивных параметров

Выбор сплайнов и конструктивных параметров

Слайд 41

$ PARAM GRDPNT 90 $ PARAM WTMASS .031081 $ PARAM AUNITS

$
PARAM GRDPNT 90
$
PARAM WTMASS .031081
$
PARAM AUNITS .031081
$
SUPORT1 1 90 35
$

Параметры

GRDPNT и WTMASS

Часть входного файла для NASTRAN

Ниже представлена карта NASTRAN которая была создана в PATRAN.

Объект PARAM,GRDPNT вызывает генератор весового коэффициента, в котором используется в качестве базисной точки узел 90. Затем матрица инерции преобразуется из основных в главные оси и печатаются дополнительные, относящиеся к делу инерциальные данные.

PARAM,WTMASS,ginv задавая этот параметр, все структурные массы и массовые плотности будут умножаться на ginv (т.е., на единицу ускорения свободного падения). Скоростной напор, применяемый для расчета аэродинамических сил не будет пересчитан.

Слайд 42

AUNITS и SUPORT1 Часть входного файла для NASTRAN

AUNITS и SUPORT1

Часть входного файла для NASTRAN

Слайд 43

Определение параметров модели Нажать “Global Data…” В нашем расчетном случае мы

Определение параметров модели

Нажать “Global Data…”

В нашем расчетном случае мы используем

полмодели, поэтому выбрать half model.

Ввести “Reference Span” - 40, “Reference Cord” - 10.0 и “Reference Area” - 400.0
Выбрать в “Rigid Body Coordinate Frame” - Coord 0 и оставить в “Reference Density” значение по умолчанию.
Нажать OK, и снова OK .

Характеристики модели

Слайд 44

$ Aeroelastic Model Parameters PARAM AUNITS 0.031081 $ $ Global Data

$ Aeroelastic Model Parameters
PARAM AUNITS 0.031081
$
$ Global Data for Steady Aerodynamics
AEROS

0 0 10. 40. 200.
$
$ Flat Aero Surface: ls_canard
PAERO1 1000 $

Объекты Bulk Data : AEROS

Часть входного файла для NASTRAN

Ниже представлена карта NASTRAN которая была создана в PATRAN.

Слайд 45

В последней части упражнения мы определим настройки для расчета. Вернитесь в

В последней части упражнения мы определим настройки для расчета.

Вернитесь в

меню Flight Loads и нажмите “Analysis”. Появилось новое меню.

Настройка расчета

Слайд 46

Настройка расчета: создание расчетного случая

Настройка расчета: создание расчетного случая

Слайд 47

Настройки расчета Определить “Symmetry Conditions”, “Mach Number”, “Dynamic Pressure” и “Velocity.”

Настройки расчета

Определить “Symmetry Conditions”, “Mach Number”, “Dynamic Pressure” и “Velocity.”
В

“Vehicle Rigid Body Motions”, у нас есть одна переменная для решения - установить для Alpha опцию “Free”. Для “Vertical Acceleration” установить 1G. Другие перемещения твердого тела установить как “No”, так как они не используются.
В “Control Devices” мы имеем одну переменную для решения - ct_can – угол отклонения оперения.

Создание расчетного случая: параметры баллансировки

Слайд 48

$ $ Rigid Body Motion Trim Variables: AESTAT AESTAT 2 ANGLEA

$
$ Rigid Body Motion Trim Variables: AESTAT
AESTAT 2 ANGLEA
AESTAT 3 SIDES
AESTAT

4 ROLL
AESTAT 5 PITCH
AESTAT 6 YAW
AESTAT 7 URDD1
AESTAT 8 URDD2
AESTAT 9 URDD3
AESTAT 10 URDD4
AESTAT 11 URDD5
AESTAT 12 URDD6
$
$ Trim Parameters for Subcase: 1
TRIM 1 .6 99. SIDES 0. ROLL 0.
PITCH 0. YAW 0. URDD1 0. URDD2 0.
URDD3 1. URDD4 0. URDD5 0. URDD6 0.
$
$ Trim Parameters for Subcase: 2
TRIM 2 1.2 395. SIDES 0. ROLL 0.
PITCH 0. YAW 0. URDD1 0. URDD2 0.
URDD3 1. URDD4 0. URDD5 0. URDD6 0.
$
$ Trim Parameters for Subcase: 3
TRIM 3 1.2 2057. SIDES 0. ROLL 0.
PITCH 0. YAW 0. URDD1 0. URDD2 0.
URDD3 1. URDD4 0. URDD5 0. URDD6 0.
$
$ Trim Parameters for Subcase: 4
TRIM 4 1.2 395. SIDES 0. ROLL 0.
PITCH .000682 YAW 0. URDD1 0. URDD2 0.
URDD3 4. URDD4 0. URDD5 0. URDD6 0.

Ниже представленна карта данных для NASTRAN, созданная в PATRAN.

Объекты Bulk Data: TRIM

Слайд 49

Объект Bulk Data: AESTAT

Объект Bulk Data: AESTAT

Слайд 50

Создание расчетного случая: твердотельные перемещения Этот узел и компоненты используются для

Создание расчетного случая: твердотельные перемещения

Этот узел и компоненты используются для точки

SUPORT в- NASTRAN. Эти параметры определяют перемещение данной точки.
Слайд 51

Теперь создайте 2 дополнительных расчетных случая. Для второго и третьего измените

Теперь создайте 2 дополнительных расчетных случая.
Для второго и третьего измените

только значение скоростного напора.

Название расчета Число Маха Скоростной напор Высота
1g_supersonic_low_alt 1.2 2057 1,000 ft
1g_supersonic_high_alt 1.2 395 40,000 ft

Настройки расчета: расчетный случай 2 and 3

Слайд 52

Четвертый расчетный случай отличается от предыдущих не только значением ускорения (4G),

Четвертый расчетный случай отличается от предыдущих не только значением ускорения (4G),

но и наличием постоянной производной по крену.

Название расчета Число Маха Скоростной напор
4g_supersonic_high_alt 1.2 395

Значение производной по крену:

Где V = 1165ft/s :
q = 0.08292rad/s
PITCH = qc/2V = 0.000356

Настройки расчета: расчетный случай 4

Слайд 53

Настройка расчета: выбор расчетного случая

Настройка расчета: выбор расчетного случая

Слайд 54

$ Direct Text Input for Global Case Control Data SUBCASE 1

$ Direct Text Input for Global Case Control Data
SUBCASE 1
$ Subcase

name : 1g_lowspeed_high_alt
SUBTITLE=constraints
SPC = 2
DISPLACEMENT(SORT1,REAL)=ALL
SPCFORCES(SORT1,REAL)=ALL
STRESS(SORT1,REAL,VONMISES,BILIN)=ALL
TRIM = 1
AESYMXZ = Symmetric
AESYMXY = Asymmetric
SUPORT1 = 1
AEROF = ALL
APRES = ALL
$ Direct Text Input for this Subcase
SUBCASE 2
$ Subcase name : 1g_supersonic_high_alt
SUBTITLE=constraints
SPC = 2
DISPLACEMENT(SORT1,REAL)=ALL
SPCFORCES(SORT1,REAL)=ALL
STRESS(SORT1,REAL,VONMISES,BILIN)=ALL
TRIM = 2
AESYMXZ = Symmetric
AESYMXY = Asymmetric
SUPORT1 = 1
AEROF = ALL
APRES = ALL
$ Direct Text Input for this Subcase
SUBCASE 3
$ Subcase name : 1g_supersonic_low_alt
SUBTITLE=constraints
SPC = 2
DISPLACEMENT(SORT1,REAL)=ALL
SPCFORCES(SORT1,REAL)=ALL
STRESS(SORT1,REAL,VONMISES,BILIN)=ALL
TRIM = 3
AESYMXZ = Symmetric
AESYMXY = Asymmetric
SUPORT1 = 1
AEROF = ALL
APRES = ALL
$ Direct Text Input for this Subcase
SUBCASE 4
$ Subcase name : 4g_supersonic_high_alt
SUBTITLE=constraints
SPC = 2
DISPLACEMENT(SORT1,REAL)=ALL
SPCFORCES(SORT1,REAL)=ALL
STRESS(SORT1,REAL,VONMISES,BILIN)=ALL
TRIM = 4
AESYMXZ = Symmetric
AESYMXY = Asymmetric
SUPORT1 = 1
AEROF = ALL
APRES = ALL

SUBCASE расположен в разделе Case Control. В каждом Subcase содержаться номер объекта Trim и желаемые виды выводимых результатов. Здесь же отображается и любая дополнительная информация для расчета.

Команды для Case Control

Ниже представленна карта данных для NASTRAN, созданная в PATRAN для выше описанного случая.

Слайд 55

Заключительный шаг при создании модели. Войдите в меню Flight Loads и

Заключительный шаг при создании модели. Войдите в меню Flight Loads и

нажмите “Job Parameters..”
“Run Type” установить в “Full Run” это означает что создастся файл bdf для NASTRAN .
Теперь выберите “Translation Parameters”. В этом меню можно управлять основными настройками для расчета в NASTRAN.
Нажмите “Run”, и расчет начнется.

Настройка расчета: параметры Job

Слайд 56

После расчета результаты будут представленны в двух видах. Первый – в

После расчета результаты будут представленны в двух видах. Первый – в

виде результатов в файле *.F06, здесь содержатся результаты в текстовой форме. Второй – в виде бинарного файла *.xdb, в этом случае необходимо обратится к Flight Loads.

Flight Loads

MSC.Nastran

*.F06 file

*.xdb file

FlightLoads и Nastran

Слайд 57

AEROELASTIC TRIM VARIABLES ID LABEL TYPE TRIM STATUS VALUE OF UX

AEROELASTIC TRIM VARIABLES
ID LABEL TYPE TRIM STATUS VALUE OF

UX
case 1 1 CT_CAN CONTROL SURFACE FREE 1.646823E-01 RADIANS
2 ANGLEA RIGID BODY FREE 7.851344E-02 RADIANS
case 2 1 CT_CAN CONTROL SURFACE FREE 1.287052E-02 RADIANS
2 ANGLEA RIGID BODY FREE -2.400998E-04 RADIANS
case 3 1 CT_CAN CONTROL SURFACE FREE 5.978550E-02 RADIANS
2 ANGLEA RIGID BODY FREE 6.726912E-03 RADIANS
case 4 1 CT_CAN CONTROL SURFACE FREE 2.391420E-01 RADIANS
2 ANGLEA RIGID BODY FREE 2.690765E-02 RADIANS

“case” ссылается на 4 расчетных случая (subcases), созданных во FLDS. Номер 1 в каждом case – угол атаки оперения. Номер 2 – угол атаки остальной конструкции ЛА. Эти значения сведены в таблицу.

Фрагмент файла *.F06

В этом фрагменте файла *.f06 представлена основная информация об углах атаки ЛА.

Результаты: параметры балансировки

Слайд 58

Подключение результатов

Подключение результатов

Слайд 59

Теперь подключим файл результатов. Нажать Select File… Выбрать полученный *.xdb Нажать

Теперь подключим файл результатов.

Нажать Select File…
Выбрать полученный *.xdb
Нажать OK затем Apply.

Подключение

результатов : выбор файла
Слайд 60

В поле “Select Result Cases” вы найдете для каждого расчетного случая

В поле “Select Result Cases” вы найдете для каждого расчетного случая

результаты для структурной и аэро- модели. SC# обозначает для какого расчетного случая получен результат.

Просмотр результатов

Слайд 61

В этом простом примере не используется опция Model Management для создания

В этом простом примере не используется опция Model Management для создания

супергруппы, так как она была определена по умолчанию - AeroSG2D.
Для просмотра результатов надо отобразить супергруппу AeroSG2D

Отображение аэродинамической модели

Слайд 62

Деформации аэродинамической сетки

Деформации аэродинамической сетки

Слайд 63

Слайд 64

Распределение давление на «жесткий» ЛА

Распределение давление на «жесткий» ЛА

Слайд 65

Слайд 66

Распределение давления через деформации

Распределение давления через деформации

Слайд 67

Слайд 68

Отображение структурной модели

Отображение структурной модели

Слайд 69

Деформации конструкции

Деформации конструкции

Слайд 70

Слайд 71

Распределение аэродинамических нагрузок на «жестком» ЛА

Распределение аэродинамических нагрузок на «жестком» ЛА

Слайд 72

Слайд 73

Прирост аэродинамических нагрузок

Прирост аэродинамических нагрузок

Слайд 74

Слайд 75

Инерциальные нагрузки В “Select Result Case(s)” выбрать “SC1 StructureCONSTRAINT….” В “Select

Инерциальные нагрузки

В “Select Result Case(s)” выбрать “SC1 StructureCONSTRAINT….”
В “Select Vector Result”

выбрать “Aeroelastic Restrained Forces, Nodal Inertial Component”.

Теперь мы можем видеть вектора сил и их значение .
Действие инерциальных сил, обусловлено влиянием точечных масс и массой оперения, заданной через свойства материала.
Все результаты приведены ниже

Слайд 76

Слайд 77

Упражнение 1: режимы полета Во всех расчетных случаях угол атаки и

Упражнение 1: режимы полета
Во всех расчетных случаях угол атаки и отклонения

оперения являются свободными переменными.
В 4-ом расчетном случае для уравновешивания тяги в 4G используется вращательная производная по тангажу равная 0.000356
Слайд 78

Упражнение 1: параметры модели Размах крыла (для целого ЛА) = 40

Упражнение 1: параметры модели

Размах крыла (для целого ЛА) = 40 ft
Площадь

крыла (для целого ЛА) = 400 ft2
Корневая хорда = 10 ft
Слайд 79

Упражнение 1 : задание Создать модель во Flight Loads, как описано

Упражнение 1 : задание

Создать модель во Flight Loads, как описано в

примере. Попробуйте увеличить точность аэродинамической сетки для получения лучших результатов распределения аэродинамического давления.
В выполнении данного задания вам поможет последовательность, приведенная на следующей странице.
- Предыдущая
Презентация "MSC.Flightloads 5.3" - скачать презентации по Информатике
Следующая -
Раздел 5.1a Расчет линейной статической аэроупругости

Похожие презентации

Задание: реализовать класс валидации (Java)
Мәкаләләр һәм порталлар ясаганда кайбер алымнар
Технология создания фотомонтажа с эффектами освещения в Adobe Photoshop
Решение задачи №1 ОГЭ
Выпускная квалификационная работа на тему: Разработка информационной системы Стройотряд
Инструкция ЛК
Всемирная компьютерная сеть Интернет
Язык программирования Python
Топология сетей. Методы связи и методы передачи сообщений в сетях (Лекция 6)
Концепции управления. Кибернетический подход к управлению организацией
Автомат Мили
Представление чисел в компьютере. Прямой код
Решение задач по теме давление, с использованием табличного процессора Microsoft Excel
КОМПЬЮТЕРНЫЕ СЕТИ ВИДЫ СЕТЕЙ, ИНТЕРНЕТ
IT-система для автоматизации работы интернет-магазинов и предприятий торговли
Презентации Требования к оформлению
Бизнес-план интернет-магазина
Всероссийский конкурс. Учебный 2022 год с Марусей
Идеи для digital-кампании Tele2, реализованные через баннеры
Возможности настольных издательских систем
Разработка программного комплекса с предиктивной коррекцией ошибок управления (на примере ООО Центр инновационных разработок)
Автоматизація ресторанів, кафе, барів і пунктів швидкого харчування
Абстрактные типы данных. Структура данных
Творческий практико-ориентированный проект Перспектива развития музыки в 21 веке
Работа с реестром (Лекция № 5)
Системы счисления
Тестовое задание по направлению Педиатрия
Хеш-таблицы
Вы можете прислать нам Вашу презентацию и мы опубликуем ее на сайте.
Обратная связь
Для правообладателей
Email: Нажмите что бы посмотреть